液压加载系统设计
2018-05-14李洪雷
李洪雷
摘要：航空发动机在地面整机试车台试验时，需要模拟发动机在飞机上的各种试验状态。其中，液压加载是发动机为飞机提供动力的一种方式。因此，液压加载系统的设计优劣，直接决定着飞机的性能好坏。传统的液压加载系统是用节流嘴或节流孔板来对系统的流量来做有级调节，因此无法兼容多种型号发动机的加载试验要求。为解决个问题，新设计了一套利用电液比例阀来对流量进行控制的新型液压加载系统，可以实现流量的无级可调，可兼容多种型号液压加载泵的试验要求，并在此基础上对系统的零部件做了部分计算和仿真，实际应用中较传统的加载系统性能大大提高。
关键词：液压加载；流量调节
飞机在起飞或者降落过程中需要收放起落架、飞行过程中需要调整飞机姿态，这些状态都是通过液压加载系统驱动执行元件来实现。加载系统的动力就是来源于通过液压泵提取的发动机的动力。地面试车时，液压加载系统是为了模拟飞机液压泵的工作，提取发动机的功率后对发动机的各项参数来进行测量，并评估发动机在飞机上运转的影响。液压系统包括地面液压泵、发动机柱塞泵、电液比例阀、油液冷却系统、供油回油和壳体回油管路、测量控制系统等部分组成。
1 液压加载系统方案设计
液压加载系统作为试车台工艺设备，根据试车要求对发动机液压泵的流量进行调节，以满足试验的验证。通过流量比例阀调节泵的流量大小，因流量大小的不断变化，液压管路中油液不断的对管路进行冲击，造成管路的振动特别大。所以，设计时应充分考虑。根据系统的工作特点和以往的设计经验，并通过仿真模拟计算，加载系统的设计应满足以下几点要求：
a.操纵性要求：规定的时间范围内能够远程实现对液压泵输出流量的控制。
b.安全性要求：液压加载系统在工作过程中由于流量变化较大，对液压管路的冲击和振动较大。因此，需对系统有良好的保护措施，防止液压泵过载和因为振动冲击较大等因素对管路的元器件造成损坏。
c.其他性能要求：对系统中的零部件标准化和通用化，降低系统的设计和制造成本。各部件要有很高的工作可靠性和耐久性。
2 液压加载系统具体设计
本系统采用电液比例流量控制阀无级调节管路流量的方式，先导式液压操纵，整体插装阀式结构。该系统具有结构紧凑，流通能力大，动作速度快，工作可靠，不易堵塞等优点。 根据试验要求，对不同的航空液压泵和流量控制进行操纵。
根据液压系统中液压泵的工作特性，系统的最大功率情况是液压泵在额定工作压力情况下，流量最大的时候。系统不对外做功，因而全部压力能最后全部都转换成热能，使系统升温。
〖JZ〗phr=PQ=175KW
2.1 管道热损失计算
液压油在管道流动，管路的外壁温度往往高于周围环境的温度，因此，热量将由管路壁面以对流和辐射两种传热方式散失于周围的环境中，造成热损失。管路损失的热量应等于对流传热和辐射传热两部分热量之和。[1]
〖JZ〗Q=aTSW（tw-t）
式中：Q为总热损失量（W）；
αT—总传热系数，W/（m2k）；
sw—管外壁表面积，m2；
tw—管道壁温度，℃；
t—环境温度，℃。
〖JZ〗Q=127.8W
2.2 散熱器的选择
冷却面积：
〖JZ〗A=〖SX（〗phr-phC[]KΔtm〖SX）〗
式中，K为冷却器的散热系数，用板式冷却器是，取K=465w/m2k。
Δtm为平均温升。
〖JZ〗Δtm=〖SX（〗T1+T2[]2〖SX）〗-〖SX（〗t1+t2[]2〖SX）〗
其中，T1、T2分别为液压油的进口和出口温度；
t1、t2分别为冷却水或风的进口和出口温度。
取油进入冷却器的温度T1、T2分别为65℃和55℃，冷却水进口温度t1=20℃，冷却水出口温度t2=30℃。则：
〖JZ〗Δtm=27.5℃
所需冷却面积
〖JZ〗A=〖SX（〗phr-phC[]KΔtm〖SX）〗=13.68m2
考虑到实际试验中，冷却器会进行长时间的工作使用，设备不可不免的会腐蚀生锈或累积水垢，这些都会对散热产生比较大的影响。因此，散热面积应比计算面积大30%或更多，实际选用冷却器散热面积为：
〖JZ〗A=17.78m2
3 蓄能器的设计
蓄能器在液压系统中是一种液压能储存装置。当管路中流量比例阀快速动作时，管路中的流量会剧烈变化，使油液对系统管路产生巨大的冲击，同时使系统的压力在较短时间内迅速升高，对仪器仪表、密封装置等产生很大的损害。为避免这些问题，液压加载系统中需要采用蓄能器，它的选择应充分考虑这些问题。本系统采用气囊式液压蓄能器，油气隔离，油不易氧化，反应灵敏。
蓄能器选择：类型为气囊式，型号为NXQ1L10/31.5H。
4 结论
通过对系统进行严格的流量、散热面积等计算、舍弃老式的节流嘴流量控制方式并采用比例阀控制方式，使系统可兼容多种型号液压加载泵，同时系统的可靠性和工作人员的工作效率也大大提高。
参考文献：
[1]成大先，机械设计手册[M].2011.
